ГСАТ-2
 | |
| Тип миссии | Коммуникации |
|---|---|
| Оператор | ИСРО |
| ИДЕНТИФИКАТОР КОСПЭРЭ | 2003-018А |
| САТКАТ нет. | 27807 |
| Веб-сайт | www |
| Продолжительность миссии | 3-5 лет |
| Свойства космического корабля | |
| Автобус | И-2К |
| Производитель | ИСРО |
| Стартовая масса | 1825 кг (4023 фунта) |
| Начало миссии | |
| Дата запуска | 8 мая 2003 г., 11:28 UTC [1] |
| Ракета | GSLV Mk.I D2 |
| Запуск сайта | Шрихарикота ФЛП |
| Подрядчик | ИСРО |
| Орбитальные параметры | |
| Справочная система | Геоцентрический |
| Режим | Геостационарный |
| Долгота | 47,95° восточной долготы |
| Высота перигея | 35 904 километра (22 310 миль) |
| Высота апогея | 35 920 километров (22 320 миль) |
| Наклон | 2,43 градуса |
| Период | 24.03 часа |
| Эпоха | 29 октября 2013, 19:06:36 UTC [2] |
GSAT-2 — экспериментальный спутник связи, построенный Индийской организацией космических исследований (ISRO) и запущенный на одном из первых спутников GSLV . Спутник находился на 48 градусах восточной долготы на геостационарной орбите .
Полезная нагрузка
[ редактировать ]GSAT-2 нес четыре транспондера C-диапазона, два транспондера K - диапазона и полезную нагрузку мобильной спутниковой службы (MSS), работающую в прямом канале S-диапазона и обратном канале C-диапазона. Помимо полезной нагрузки связи, GSAT-2 нес следующие четыре экспериментальных полезных нагрузки:
- Монитор общей дозы радиации (TRDM) для сравнения расчетных доз радиации внутри спутника с непосредственно измеренными дозами радиации с использованием радиационно-чувствительного полевого транзистора (RADFET).
- Монитор поверхностного заряда (SCM) для индикации состояния зарядной среды вблизи космического корабля.
- Солнечный рентгеновский спектрометр (SOXS) для изучения излучения солнечной вспышки в диапазоне 4–60 кэВ. [3] энергетический диапазон с использованием современных полупроводниковых приборов и фосвич-сцинтилляционного детектора.
- Эксперимент с когерентным радиомаяком (CRABEX) для исследования пространственной структуры, динамических и временных изменений ионосферы, а также некоторых аспектов экваториальной электродинамики.
При запуске GSAT-2 имел массу 1800 кг и включал в себя жидкостный апогейный двигатель (LAM) мощностью 440 ньютонов и шестнадцать двигателей управления реакцией по 22 ньютона для перевода орбиты спутника с геостационарной переходной орбиты на конечную геостационарную орбиту, а также для его ориентации. контроль . Он нес 840 кг топлива ( монометилгидразин и МОН-3 ).
Измерения
[ редактировать ]Длина GSAT-2 в окончательной орбитальной конфигурации составляет 9,55 м. Это трехосный корпус, стабилизированный с помощью датчиков Солнца и Земли, импульсных и реактивных колес, магнитных двигателей и двухкомпонентных двигателей. Его солнечная батарея генерирует мощность 1380 Вт, поддерживаемую двумя никель-кадмиевыми батареями емкостью 24 А·ч .
Позиционирование
[ редактировать ]После запуска на геосинхронную переходную орбиту с помощью GSLV -D2, GSAT-2 был выведен на последнюю геостационарную орбиту путем поэтапного запуска жидкостного апогейного двигателя. После того, как он достиг геостационарной орбиты, его антенна и солнечные панели были развернуты, и спутник наконец был помещен в выделенное ему место на 48° восточной долготы.
См. также
[ редактировать ]
Ссылки
[ редактировать ]- ^ Макдауэлл, Джонатан. «Журнал запуска» . Космическая страница Джонатана . Проверено 30 октября 2013 г.
- ^ «Подробности о спутнике GSAT 2 2003-018A NORAD 27807» . Н2ЙО . 29 октября 2013 года . Проверено 30 октября 2013 г.
- ^ «Домашняя страница солнечного рентгеновского спектрометра (SOXS)» . Архивировано из оригинала 4 марта 2016 г. Проверено 29 апреля 2010 г.
